JP5225852B2 - 航空機の方向舵の操舵角の制限方法とシステム - Google Patents

Description

本発明は、特定の飛行条件において、とりわけ航空機が横滑りして、その方向舵の操舵が最大のストロークで制御されているときに、航空機の方向舵の操舵角を制限する方法に関するものである。本発明は、また、この方法を実施するためのシステムにも関するものである。

本発明は、航空機製造の分野、とりわけ、航空機の方向舵の操舵制御の分野に応用されるものである。

航空機においては、方向舵（ラダーとも呼ばれる）は航空機の垂直尾翼（スタビライザとも呼ばれる）に取り付けられた可動性のフラップであり、航空機の方向を変えるために操縦席から操作される。垂直尾翼は航空機の比較的大きな表面を構成し、その主たる役割は航空機に航路の安定性を確保することである。垂直尾翼は、比較的大きくなりうる外力を支えるのに適している。しかしながら、これらの外力は、垂直尾翼の破断を招く一定の荷重を越えてはならない。これらの外力は、航空機の飛行条件に左右され、そして、とりわけ航空機の速度に左右される。また、方向舵に対するこれらの外力を制限するために、特定の飛行条件において、方向舵の操舵の制限、すなわち方向舵に許容されるストロークを制限することを可能にする、航空機の大半に設置された装置が存在する。この制限は方向舵の両側に位置づけられ、その位置はパワーシリンダによって制御される制限ストッパによって得られる。方向舵の操舵角の制限は航空機の速度に直接結びつけられる。したがって、航空機がより高速で航行するほど方向舵のストロークが減少する、すなわち制限ストッパが方向舵により接近する。反対に、航空機が低速で航行するほど、許容される操舵角が大きくなる、すなわち制限ストッパは方向舵から遠ざかる。

航空機の通常の飛行条件において、方向舵は、着陸時に航空機を滑走路と整列させるために、そして航空機の地上走行に使用される。この二つの場合、航空機は低速である。したがって、方向舵の許容される操舵角を大きくすることができる。

航空機の飛行の様々な異常状態、例えば、エンジンが故障した場合において、方向舵はエンジン効率の損失の際に発生する非対称航行を補正するのに使用することができる。実際、一つのエンジンが停止したとき、航空機は横滑りして、斜めに航行する、すなわち航空機が飛行軸から外れるということである。このとき、航空機をこの飛行軸に戻すために方向舵を働かせることが必要になる。この異常状態において、航空機のこの立て直しを可能にするには、方向舵の許容されるストロークが十分大きくなるようにすることが重要になる。

方向舵の操舵角を制限する従来の装置は、パイロットがかかるエンジン故障の影響を補正できるように備えられていた。言い換えれば、従来の制限はエンジン故障によって発生した非対称航行を補正するのに十分な権限をパイロットに与えるように計算されていた。

しかしながら、この従来のシステムは、方向舵の操舵の制御を必要とするような他の異常事態を考慮に入れていない。

実際、パイロットが、反対方向にいくつもの方向舵の操舵の制御命令を連続して出して、角度が許容される最大のストロークに達することを妨げるものはなにもない。例えば、パイロットが、最大の操舵角で、第一の理由のために、第一の方向に方向舵の第一の操舵の制御命令を、ついで別の理由のために、反対方向に方向舵の第二の操舵の制御命令を、またつぎに第一の方向に方向舵の第三の操舵の制御命令を出すと、垂直尾翼が受ける応力は航空機構造が揺すぶられるほど大きくなる。

もう一つの飛行の異常条件の例において、航空機が横滑りをし始めると、方向舵の操舵の制御命令を出し、あるいはエンジン故障に続いて、航空機は斜めに航行する。このとき横風を受ける。もし、このとき、パイロットが飛行軸を回復するために、最大角度で方向舵の操舵の制御命令を出すと、方向舵は風をいっぱいに受けることになる。応力が方向舵に重くのしかかり始める。もし、パイロットが、最大角度で、反対方向に方向舵の新たな操舵の制御命令を出すと、垂直尾翼にかかる外力は計算される航空機の荷重を越えうる。

垂直尾翼が受ける外力は、このとき航空機の構造自体が負った限界に達し、さらにはその限界を越えうる。最も深刻な場合、垂直尾翼は、外力または応力の影響を受けて破断し、胴体着陸を招くかも知れない。

本発明の目的は、上述の技術の問題点を克服することにある。この目的のために本発明は、この種の操縦、すなわち最大の操舵角で、反対方向への方向舵の連続操舵を阻止することによって、航空機の安全性を増加させる方法とシステムを提案する。このために、本発明の方法とシステムは、特定の飛行条件において方向舵の許容される操舵角の制限を確保する。言い換えれば、本発明は、航空機が横滑りし、方向舵の操舵が許容される最大角度まで反対方向に制御されたときに垂直尾翼に対する外力を制限するために、パイロットに与えられた方向舵の操作権限を縮小することを提案する。

より正確には、本発明は、航空機の方向舵の操舵角の制限方法に関するものであり、該方法は、航空機の速度に応じて許容される最大操舵角を決定する操作を含んでおり、
−最大角度で第一の方向への方向舵の第一の操舵の制御命令がそれに続く航空機の横滑りの原因となる形態の検出と、
−許容される最大操舵角の制限の適用：
とから成ることを特徴とするものである。

この方法は、下記の特徴の一つまたは複数を有することができる。
−航空機の横滑りの原因となる形態の検出が、最大の操舵角での、第一の方向とは反対の第二の方向への、方向舵の操舵の検出をもって成ること、
−航空機の横滑りの原因となる形態の検出が、航空機の側面方向加速のゼロではない検出をもって成ること。

本発明は、この方法を実施するためのシステムにも関するものである。このシステムは航空機の方向舵の操舵角の制限システムであり、
−航空機の速度の取得装置と、
−航空機の速度に応じて許容される最大操舵角の決定装置と、
−方向舵の現在位置の取得装置、
とから成り、
−航空機横滑りの原因となる形態と、許容される最大操舵角での第一の方向への方向舵の操舵の制御命令の検出装置と、
−許容される最大操舵角の値の制限装置、
とを備えることを特徴とするシステムである。

このシステムは、下記の特徴の一つまたはいくつかを有することができる。
−横滑り検出装置が、ダブレットと呼ばれる方向舵の連続する二つの操舵が、反対方向にあるか否かと、許容される最大操舵角を有するか否かを確認する論理回路であること、
−横滑りの検出装置が、側面方向加速センサを有すること、
−横滑りの検出装置が、検出される側面方向加速がゼロでないとき、最大操舵角での操舵の制御命令の存在を確認する論理回路を有すること、
−論理回路が、ＡＮＤゲートで接続された二つの検出経路を有すること、
−二つの検出経路が、それぞれ、ＡＮＤゲートと、遅延回路と、フリップフロップ回路とを有すること、
−許容される最大操舵角の制限が、方向舵の制限ストッパを形成するパワーシリンダの長さを可変することによって得られること。

添付の各図面について説明する。
図１は、横滑り限界形態の検出を可能にするダブレット検出の論理回路を示している。
図２は、本発明の第一の実施態様に従った、方向舵の操舵角の制限システムのダイアグラムを示している。
図３は、本発明のシステムの変形例を示している。
図４は、本発明のシステムの第二の実施態様を示している。

本発明は、航空機が横滑りの原因となる形態にあり、そして方向舵の現在位置、すなわち横滑りの際に方向舵がある位置に対して反対方向に最大角度で操舵が操作されたときに、方向舵に許容される操舵角を急速に減少させることを可能にする方法と装置に関するものである。この航空機が横滑りの原因となる形態は、以下、横滑り限界形態と呼ぶものとする。

許容される操舵角は、操舵の制御に応じて、方向舵が受けることができる最大ストロークに対応する。この角度は方向舵の両側に位置する二つの制限ストッパによって画定される。この制限ストッパの位置はＲＴＬＵ（英語のＲｕｄｄｅｒ Ｔｒａｖｅｌ Ｌｉｍｉｔａｔｉｏｎ Ｕｎｉｔ）と呼ばれる装置によって決められる。

したがって本発明は、航空機の横滑りの検出、ＲＴＬＵ最大値、すなわち許容される最大の操舵角値の検出、そして方向舵の現在位置に対応する操舵中の角度値の検出による横滑り限界形態の検出を必要とする。しかるに、航空機横滑りの情報は、大半の航空機において入手可能な情報ではない。

したがって、横滑りの存在を決定するために、本発明は、下記の検出を提案する。
−最大ストロークでの、ある方向、ついで別の方向への、二つの連続する操舵命令の適用の検出、あるいは
−航空機の側面方向加速の存在の検出。

これら二つの検出方式が、航空機が横滑りへと向う状態であることの算定推論を可能にする。

より正確には、本発明の方法は、先述の態様の一つにより、航空機が横滑りへと向う状態にあり、そして方向舵がその最大ストロークに達して方向を変えたということを検出することをもって成る。この二つの事実が検出されたとき、本発明の方法は、異常として、航空機が横滑り限界形態にあり、限界荷重を越えるおそれがあると判断する。このとき、本発明の方法は、方向舵に対する外力が、航空機が寸法決めされた荷重限界を超えることがないことを確保するために、方向舵の許容される最大ストロークを減少することをもって成る。このようにして、方向舵に対するパイロットの権限を縮小し、航空機の安全性を向上させる。

上述の方法は本発明のシステムによって実施される。このシステムは、
−航空機の速度の取得装置３；
−航空機速度に応じて許容される操舵角の決定装置１；
−方向舵の現在位置の取得装置２
から成るものである。

さらに、横滑り限界形態を検出し、方向舵のストロークの限度値を決定するための電子回路、ならびに通信バスも有しており、該通信バスは、横滑り限界形態の検出に必要な計算機に予め採取されたデータを前記回路に提供するための航空機のさまざまな計算機と検出回路との間の連結を確保するものである。

図２に、横滑り限界形態の検出と方向舵の操舵角の制限を可能にする電子回路を備える本発明によるシステムの一つの例を示した。この回路は、本発明の第一の実施態様を実施し、これにおいて航空機の横滑りは、ある方向、ついで別の方向への、最大ストロークでの二つの連続する操舵命令の適用から算定推論される。これらの方向の一つは第一の方向と呼ばれ、もう一つの方向は第二の方向と呼ばれる。したがって、図２の回路は、制限ストッパに到る、反対方向の、二つの連続する操舵命令の検出を可能にする。このために、この回路は、入力端子Ｅ１において、方向舵の制限ストッパの位置、すなわち航空機の飛行速度に許容された最大操舵角値を受け取る。この値は、ＲＴＬＵユニット１によって、例えば、アナログの形で提供される。その値は、本発明の回路に導入される前に、復調器Ｄ１によってディジタルデータに変換される。この回路は、入力端子Ｅ２において、方向舵の現在位置の値ｄｒ、すなわち方向舵実位置と前記方向舵の静止位置との間の角度値を受け取る。方向舵の操舵角とも呼ばれる計算時に方向舵がある実位置。この値は、ＡＲＩＮＣ４２９タイプの通信バスＢ２を介して、方向舵位置を管理する計算機、例えば、データ取得集中装置、ＳＤＡＣ装置２（Ｓｙｓｔｅｍ Ｄａｔａ Ａｃｑｕｉｓｉｔｉｏｎ Ｃｏｎｃｅｎｔｒａｔｏｒ）によって提供される。この回路は入力端子Ｅ３において、航空機の速度情報を受け取る。これらの情報は、バスＢ３を介して、航空機の速度を管理する計算機、例えば、ＡＤＣ計算機３（Ａｉｒ Ｄａｔａ Ｃｏｍｐｕｔｅｒ）またはＡＤＩＲＵによって提供される。

この回路は、ＲＴＬＵの値と、方向舵の現在位置の値ｄｒとの比較を確保する。この二つの値は、ともに、度で表される値である。この比較は、ダブレット検出回路４によって実現され、図１にその詳細を示す。

より詳細には、図１はダブレットの検出、すなわち最大のストロークで反対方向の二つの連続する方向舵の操舵命令の検出を確保する論理回路を示している。このダブレット検出回路４は、第一の検出経路４１と第二の検出経路４２とを有する。これら二つの検出経路４１と４２は、ＡＮＤ論理ゲート４３に接続されている。

第一の検出経路４１は、方向舵の操舵方向ｄｒが正（ダブレット検出回路４の入力４１１）であり、操舵ｄｒの絶対値がＲＴＬＵの値（ダブレット検出回路４の入力４１２）以上であるときに論理値「１」をとる、ＡＮＤゲート４１３を有している。この検出経路４１は、ＡＮＤゲート４１３の出力で得られた論理値に一定の遅延時間を適用する遅延回路４１４を有している。この遅延時間は、方向舵の操舵命令と方向舵の反作用、すなわち方向舵の位置変更の間に確認された時間に少なくとも対応する。この遅延時間は、５〜６秒程度である。検出経路４１は、さらにフリップフロップ回路４１５を有しており、一方ではＡＮＤゲートから直接論理値を受け取り、他方では、遅延回路４１４からの論理値を受け取る。このフリップフロップ回路４１５は、ＡＮＤゲート４１３から受け取った論理値「１」または「０」のロックを可能にする。したがって、ダブレット検出回路の検出経路４１は、方向舵が操舵命令に反応する時間があったことを確認するために、この５〜６秒の時間のあいだ、第一のＡＮＤゲート４１３の出力で得られた論理値を保存する。

検出経路４１は、このようにして、最大角度そして第一の方向の操舵の存在を検出するのである。

ダブレット検出回路４の第二の検出経路４２は、方向舵の操舵方向ｄｒが負（ダブレット検出回路４の入力４２１）であり、操舵ｄｒの絶対値がＲＴＬＵの値（ダブレット検出回路４の入力４２２）以上であるときに論理値「１」をとる、ＡＮＤゲート４２３を有している。この検出経路４２は、ＡＮＤゲート４２３の出力で得られた論理値に遅延回路４１４と同じ遅延時間を適用する遅延回路４２４を有している。検出経路４２は、さらに、フリップフロップ回路４２５を有しており、ＡＮＤゲート４２３から受け取った論理値「１」または「０」のロックを可能にする。したがって、ダブレット検出回路の検出経路４２は、方向舵が操舵命令に反応する時間があったことを確認するために、５〜６秒の時間のあいだ第一のＡＮＤゲート４２３の出力で得られた論理値を保存する。

検出経路４２は、このようにして、最大角度そして第二の方向の操舵の存在を検出するのである。

それぞれの検出経路４１と４２は出力において、ＡＮＤ論理ゲート４３に接続されている。ＡＮＤゲート４３がそのそれぞれの入力に論理値「１」を受け取ったときは、反対方向の、そして最大角度の二つの操舵命令が検出されたことを意味する。論理値「１」は、ダブレット検出回路４の出力で発信される。反対の場合、論理値「０」がダブレット検出回路４の出力で発信される。

ＡＮＤゲート４３の出力が「１」のときは、横滑り限界形態の検出を意味する。このとき、図２の回路は、ＲＴＬＵの値の制限を確保する。加算回路７と出力ループ回路８に組み合わされた制限ストッパを制御する制限ストッパ制御回路５は、ＲＴＬＵの値、すなわち許容される限界の操舵角を確保する。

図２は、ＲＴＬＵの値がＲＴＬＵユニット１によって直接提供された角度値であることを考慮して説明した。しかしながら、方向舵の制限ストッパは、機械式のパワーシリンダを用いて実現されることに留意しなければならない。その結果、ＲＴＬＵユニット１によって提供された情報は、メートル値で、例えば、ミリメートル単位で表現される。図２の回路は、したがって、メートル値を角度値に変換する要素を、とりわけ、ミリメートル値を度に変換する要素である、ミリメートル・角度変換回路６を有している。このようにして、許容される操舵角の制限は、パワーシリンダのミリメートル単位の伸長に対応する。すなわち、パワーシリンダが伸長すれば伸長するほど、許容される操舵角が制限されることになる。

図２の例では、横滑り限界形態は、方向舵の各操舵角を相互に比較することによって検出されている。図３においては、方向舵の現在位置とＲＴＬＵの位置の制御とを比較することにより、横滑り限界形態の検出を可能にする回路の一例を示した。言い換えれば、この回路があれば、ＲＴＬＵの設置が期待されない。ＲＴＬＵからの制御が直接用いられる。ダブレット検出回路４は、したがって、方向舵位置の値ｄｒと、制限ストッパ制御回路５によって提供されたＲＴＬＵの制御値とを入力に受け取る。

本発明の第二の実施態様において、航空機は、その側面方向加速のゼロでない値が存在するときから横滑りしていると見なされる。実際、大半の航空機には、航空機の両側面に速度センサが存在する。これらの速度センサが、航空機の側面方向加速値の検出を可能にする。この側面方向加速値がゼロでないということは、横滑りが存在するということである。また、横滑りが検出され、最大ストロークでの方向舵の操作も検出されたとき、航空機は、横滑り限界形態にある。この実施態様を実施する回路の一例を図４に示した。

図４の回路は、図２のものと同じであるが、この回路の入力で受け取るいくつかの情報とダブレット検出回路に関しては異なっている。より正確には、この実施態様において、この回路は，航空機の側面方向加速値Ｎｙを受け取る入力端子Ｅ１０を有している。この側面方向加速値Ｎｙは、バスＢ２を介してＩＲＳ計算機１０によって供給される。

この実施態様において、ダブレット検出回路４は、側面方向加速値Ｎｙがゼロではないかを、そして方向舵が第一の方向にあるかを確認する第一の検出経路と、最大ストロークで第二の方向への方向舵の操舵が存在するかを確認する第二の検出経路を有している。もし、二つの検出経路の論理値が、ともに「１」であれば、そのときは、航空機は、横滑り限界形態にあると見なされる。

実施態様の如何を問わず、本発明のシステムは、ＦＬＣ計算機（Ｆｉｅｌｄ Ｌｉｍｉｔａｔｉｏｎ Ｃｏｍｐｕｔｅｒ）などの、航空機の飛行制御計算機に導入することができる。このＦＬＣ計算機は、とりわけ、ＲＴＬＵの決定と制御を確保するという利点がある。したがって、必然的にＲＴＬＵの値が分かっている。

本発明に係る横滑り限界形態の検出を可能にするダブレット検出の論理回路 方向舵の操舵角の制限システムのダイアグラム 本発明に係るシステムの変形例を示している。 本発明に係るシステムの第二の実施態様

符号の説明

１ ＲＴＬＵユニット
２ ＳＤＡＣ装置
３ ＡＤＣ計算機
４ ダブレット検出回路
５ 制限ストッパ制御回路
６ ミリメートル・角度変換回路
７ 加算回路
８ 出力ループ回路
１０ ＩＲＳ計算機

Claims (8)

1. 航空機の速度に応じて許容される最大操舵角を決定する操作を含む、航空機の方向舵の操舵角の制限方法であり、
   −第一の方向への方向舵の最大操舵角度での第一の操舵制御命令による航空機の横滑りの原因となる方向陀の位置形態の検出であって、
   第一の方向とは反対の第二の方向への、最大の操舵角での方向舵の操舵の検出をもって成る航空機の横滑りの原因となる形態の検出と、
   −許容される最大操舵角の制限の適用とから成ることを特徴とする、航空機の方向舵の操舵角の制限方法。
2. 前記航空機の横滑りの原因となる方向陀の位置形態の検出が、航空機の側面方向加速のゼロではない検出をもって成ることを特徴とする、請求項１に記載の航空機の方向舵の操舵角の制限方法。
3. 航空機の方向舵の操舵角の制限システムであり、
   −航空機の速度の取得装置と、
   −航空機の速度に応じて許容される最大操舵角の決定装置と、
   −方向舵の現在位置の取得装置、
   とから成り、
   −航空機横滑りの原因となる形態の検出装置であって、第一の方向への方向舵の許容される最大操舵角での操舵制御命令を検出し、該方向舵の連続する二つの操舵が、反対方向にあるか否かと、許容される最大操舵角を有するか否かとを確認する論理回路である横滑りの原因となる方向陀の位置形態の検出用の装置と、
   −許容される最大操舵角の値の制限装置とを備えることを特徴とする、航空機の方向舵の操舵角の制限システム。
4. 前記横滑りの検出装置が側面方向加速センサを有することを特徴とする、請求項３に記載の航空機の方向舵の操舵角の制限システム。
5. 前記横滑りの検出装置が、検出される側面方向加速がゼロでないとき、最大操舵角での操舵の制御命令の存在を確認する論理回路を有することを特徴とする、請求項３または請求項４に記載の航空機の方向舵の操舵角の制限システム。
6. 前記論理回路が、ＡＮＤゲートで接続された二つの検出経路を有することを特徴とする、請求項３〜５のいずれか一つに記載の航空機の方向舵の操舵角の制限システム。
7. 前記許容される最大操舵角の制限が、方向舵の制限ストッパを形成するパワーシリンダの長さを可変することによって得られることを特徴とする、請求項３〜６のいずれか一つに記載の航空機の方向舵の操舵角の制限システム。
8. 請求項３〜７のいずれか一つに記載の航空機の方向舵の操舵角の制限システムを有することを特徴とする、航空機。
   
   

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